Suchoj Su-25, Su-25 UB. 1975r.

Historia

Samolot Suchoj Su-25 to samolot szturmowy, który powstał w ramach radzieckiej odpowiedzi na amerykański samolot Fairchild A-10. Lecz samolot Su-25 nie uzyskał takiego sukcesu jak A-10, choć czynnie uczestniczył w wojnie w Afganistanie. Samolot Suchoj Su-25 pierwszy lot wykonał w 1975 roku. Wojsko Polskie nie kupiło tych samolotów, bo oferta była w konflikcie z opracowywanym wówczas w Polsce samolotem PZL I-22 Iryda.

Geneza konstrukcji samolotu szturmowego 60-tych lat.

W połowie 50-lat, po wycofaniu z uzbrojenia samolotu szturmowego Ił-10 oraz przerwania prac nad kilkoma samolotami nowej generacji (Ił-40, Tu-91), w radzieckim lotnictwie wojskowym zanikł typ samolotu szturmowego. W ówczesnej doktrynie nie było miejsca dla lotnictwa szturmowego. Przyczyną było pojawienie się taktycznej broni jądrowej. W 1953 roku, rozpoczęła się produkcja seryjna pierwszej radzieckiej taktycznej bomby jądrowej RDS-4 „Natasza” o mocy 30 kT i masie 1 200 kg. W szybkim tempie przygotowywano dla niej nosiciela, bombowiec Jakowlewa Jak-26. Potem powstała lżejsza bomba 6 U-57, dla której przenoszenia polecono OKB Suchoj przerobić myśliwiec Su-7 w uderzeniowy samolot Su-7 B. Samolot miał nadlatywać nad cel na małej wysokości z dużą prędkością, na wznoszeniu zrzucić bombą jądrową i szybko uciec. Uznano, że taktyczna bomba jądrowa rozwiązuje wszystkie problemy i samolot bezpośredniego wsparcia na polu walki nie będzie już potrzebny.

W 1967 roku, NATO sformułowano koncepcję elastycznego reagowania i możliwość wybuchu lokalnych konfliktów, o przewlekłym charakterze, z użyciem wyłącznie konwencjonalnych środków. W efekcie zweryfikowano posiadany sprzęt i wyznaczono kierunki rozwoju nowego. To samo uczyniono w CCCP. We wrześniu 1967 roku, na zachodnich terenach CCCP przeprowadzono ćwiczenia wojskowe pod kryptonimem „Dniepr”, w których założeniu, po raz pierwszy od ponad dziesięciu lat, nie było użycia broni jądrowej. Odejście od koncepcji decydującej roli broni jądrowej było głównym powodem powrotu do samolotu szturmowego.

Założenia dla nowego samolotu szturmowego SPB / T-8. 1968 rok.

Brak typowego samolotu szturmowego, skłonił Iwana Sawczenkę, wykładowcę w akademii lotniczej w Monino, do zaproponowania pracownikom OKB Suchoj opracowania samolotu szturmowego. W ogólnych założeniach samolot miał być jednomiejscowy, o prędkości poddźwiękowej, o dużym udźwigu i stworzony do wykonywania jednego zadania – szturmowego. W swoich założeniach konstruktorzy określili zapas uzbrojenia na 1 000 – 2 500 kg. Samolot powinien bazować na lotniskach polowych, o wytrzymałości gruntu ok. 5-6 kg/cm2. Samolot miał być autonomiczny i prosty w obsłudze.

Pierwsze rysunki samolotu wykonał Jurij Iwaszeczkin i 29.05.1968 roku, wraz z Olegiem Samojłowiczem przedstawili pomysł samolotu Pawłowi Suchojowi. Na tym etapie prac samolot nosił nazwę SPB (samolot pola boja), ale między sobą konstruktorzy określali go nazwą T-8, która potem przyjęła się oficjalnie. Paweł Suchoj po zapoznaniu się z projektem zaakceptował go, wniósł uwagi i polecił dokładniejsze rozpracowanie konstrukcji, jako propozycji technicznej biura.

Pierwszy rysunek samolotu SPB został wykonany z dwoma silnikami AI-25 T o ciągu 2 x 17,2 kN (2 x 1 750 kG). Silnik ten został opracowany przez zakład w Zaporożu dla czechosłowackiego samolotu szkolno-treningowego Aero L-39. Jednakże obliczeniowa masa startowa, jaką otrzymali konstruktorzy w projekcie, wyniosła 8 200 kg. Okazało się więc, że ciąg silników AI-25 T będzie za mały.

Szukano innego silnika. Po wielu przymiarkach wybrano silnik RD-9 B z samolotu MiG-19, który po zdjęciu dopalacza stał się krótki i lekki, a ciąg wyniósł 2 x 24,5 kN (2 x 2 500 kG), czyli tyle ile trzeba dla SPB. Modyfikacji silnika dokonano w zakładzie w Ufie, gdzie był on produkowany.

Jednakże silnik RD-9 był większy i cięższy niż pierwotnie przewidywany AI-25 T i samolot urósł. Masa projektu z silnikami RD-9 zwiększyła się do 10 000 kg, co było zbyt wiele dla skrzydła o powierzchni 17 m2. Dlatego w kolejnej wersji projektu zwiększono powierzchnię skrzydła i wzmocniono płatowiec, co ostatecznie doprowadziło do wzrostu masy samolotu do 12 200 kg.

Dopiero w 1969 roku, ogłoszono konkurs na samolot szturmowy dla wojsk CCCP. Do konkursu stanęły cztery biura konstrukcyjne. Aleksander Jakowlew zaproponował modyfikację samolotu Jak-28. Artiom Mikojan zaproponował modyfikację MiG-21 Sz, różniąca się od zwykłego MiG-21 powiększonym skrzydłem z sześcioma węzłami uzbrojenia. Siergiej lljuszyn wyszedł z projektem dwumiejscowego szturmowca Ił-102, który miał swoje korzenie jeszcze w samolocie lł-40 z 1952 roku.

Jesienią 1969 roku, ogłoszony został wynik konkursu: do dalszego opracowania wybrano projekt OKB Suchoja.

Budowa prototypów T-8. 1972 rok.

W dniu 6.01.1972 roku, zatwierdzono ostateczną wersję projektu i wydano polecenie do budowy prototypów. Pierwszy egzemplarz samolotu szturmowego, nazwany T-8-1, i zbudowano w zakładzie produkcji doświadczalnej OKB w Moskwie.

Jednak w Moskwie była duża opozycja przeciw samolotowi T-8. Samolot budowano niemal w ukryciu, za każdym razem przykrywając go brezentem. Tak było przez cały 1973 rok. Gdy wios­ną 1974 roku, kolejny raz zakład odwiedził minister przemysłu lotniczego Piotr Dementjew, ze zdumieniem zobaczył prawie gotowy nowy samolot. Ponieważ nie było możliwości uzyskania uchwały KC KPZR i rządu, minister zaproponował oficjalnie uznać istnienie samolotu i programu aktem niższej rangi. Dokumenty podpisano w dniu 6.05.1974 roku.

W grudniu 1974 roku, samolot T-8-1 przewieziono na lotnisko doświadczalne w Żukowskim i w dniu 25.12.1974 roku, pilot doświadczalny Władimir lljuszyn wykonał pierwsze kołowanie T-8-1. Pierwszy lot prototyp T-8-1 wykonał Władimir lljuszyn w dniu 22.02.1975 roku.

Pierwszą ze zmian, jakie wprowadzono w samolocie, było użycie nowych silników. Silniki RD-9 miały za mały ciąg w stosunku do masy samolotu, która wzrosła w czasie projektowania. Ponieważ na specjalny silnik nie można było liczyć, wybrano silnik już istniejący. Wybrano silnik R-13-300 (izdielije 95), bez dopalacza, z samolotu MiG-21. Zakład w Ufie pod kierunkiem A. Ryżowa przygotował dla T-8 wersję tego silnika ze zdjętym dopalaczem, nazwaną R-95 Sz i dającą ciąg 2 x 40,2 kN ( 2 x 4 100 kG ).

W marcu 1976 roku, silniki R-95 Sz założono na samolot T-8-2, który otrzymał nazwę T-8-2 D ( dwigatieli ). Choć zamiana silników była prosta, to jednak przyniosła ze sobą kilka nowych problemów. Zaraz po niej Władimir ll­juszyn stwierdził występowanie wibracji w czasie lotu. Nowe silniki dawały znacznie większy ciąg niż poprzednie, zwiększyła się także średnica dyszy i struga wylotowa dotykała statecznika poziomego. Dla uniknięcia tego dysze silników odchylono nieco w dół oraz przestawiono usterzenie poziome nadając mu wznios dodatni +5 stopni zamiast ujemnego -5 stopni. Usterzenie przestawiono na T-8-2 D w lutym 1977 roku.

Skrzydło wydłużono i wstawiono większe lotki. Na skrzydle wprowadzono uskok krawędzi natarcia. Dzięki zwiększeniu cięciwy skrzydła w części końcowej. Mniejsza była grubość względna profilu.

W 1976 roku, dalsze prace nad samolotem T-8 przeniesiono do zakładu w Tbilisi ( Gruzja ). W 1978 roku, pierwszy lot wykonał samolot T-8-2 D, która stał się wzorem dla produkcji seryjnej.

W dniu 26.04.1978 roku, samolot T-8-2 D został formalnie przedstawiony do prób państwowych. W porównaniu z pierwotną swoją postacią, prototyp T-8-2 D miał teraz zmodyfikowane uzbrojenie: system uzbrojenia wzięty z samolotu Su-17 M 2, zastąpiono systemem z samolotu Su-17 M 3. Ruchome działko kalibru 23 mm zostało zastąpione nieruchomym działkiem AO-17, kalibru 30 mm. Próby państwowe T-8-2 D prowadziło trzech pilotów: Władimir lljuszyn, Jurij Jegorow oraz Jewgienij Sołowjow.

Latem 1979 roku, dołączył do prób samolot T-8-3, pierwszy egzemplarz zbudowany w Tbilisi i oblatany tam 18.06.1979 roku, a pod koniec roku kolejny T-8-4. Łącznie powstało 15 prototypów. Dużo testów wykonano w Afganistanie do którego armia CCCP wkroczyła w grudniu 1979 roku.

Produkcja seryjna Suchoj Su-25 została rozpoczęta z końcem 1979 roku.

Su-25 UB / UBK. 1985 rok.

Przez długi czas nie było dwumiejscowych samolotów szkolnych do przeszkolenia pilotów na samoloty szturmowe Su-25. Pilotaż uważano za tak prosty, że prac nad dwusterem nie podejmowano. W pierwszym okresie szkolono pilotów na dwumiejscowych wersjach samolotu Su-17. Wydawało się to uzasadnione, bowiem system uzbrojenia i wyposażenie Su-25 odpowiadało temu zastosowanemu w Su-17, jednakże podczas szkolenia znacznie ważniejsze okazało się podobieństwo charakterystyk pilotażowych, zwłaszcza w czasie startu i lądowania samolotu. Dlatego przez pewien czas jako samolotów szkolnych używano czechosłowackich L-39 Albatros, znacznie bliższych Su-25.

Dopiero gdy Su-25 stał się podstawowym uzbrojeniem wielu jednostek szturmowych do produkcji wprowadzono dwuster. W dniu 6.08.1985 roku, wykonał pierwszy lot pierwszy egzemplarz dwumiejscowej wersji szkolno-bojowej Su-25UB ( uczebno-bojewoj ). W odróżnieniu od poprze­dniej praktyki, nie budowano pro­totypu tej wersji w OKB w Mosk­wie, ale od razu samoloty przedseryjne w zakładzie w Ułan Ude. Samolot Su-25otrzymał nazwę własną „Gracz”.

Do prób przeznaczono dwa pierwsze samoloty, T-8 UB-1 nb 201 oraz T-8 UB-2 nb 02. Próby państwowe zakończyły się w 1987 roku, w tym samym roku zaczęto też produkcję seryjną Su-25 UB i Su-25 UBK, czyli wersję na eksport.

Su-25 na eksport.

Od 1984 roku, samolot był eksportowany. Należy sadzić iż pierwszym zagranicznym użytkownikiem było lotnictwo Republiki Afganistanu. Kolejnym, a pierwszym oficjalnym zagranicznym użytkownikiem stała się Czechosłowacja, a w wyniku rozpadu Czechy i Słowacja. Kolejne kraje to Bułgaria, Irak ( 1989r. ), Korea Północna.

Produkcja seryjna Su-25 dobiegła końca w 1992 roku, jej wielkość jest szacowana na około 700 egzemplarzy. Samoloty Su-25 i Su-25 BM wytwarzane były w Tbilisi, wersje dwumiejscowe Su-25 UB i Su-25 UTG w Ułan-Ude. Oprócz sił powietrznych byłego CCCP, Su-25 są użytkowane przez Afganistan, Bu­łgarię, Czechy, Irak, Koreę Północ­ną oraz Słowację.

Konstrukcja

Samolot Su-25 to jedno- lub dwumiejscowy, dwusilnikowy, górnopłat wolnonośny, poddźwiękowy samolot szturmowy. Konstrukcja wytrzymuje przeciążenie +6,5g.

Skrzydło o obrysie trapezowym, składa się z górnej i dol­nej paneli siłowej, ścianki przedniej i tylnej, ośmiu siłowych żeber oraz owiewek przedniej i tylnej. Kąt skosu przedniej krawędzi wynosi 19 stopni 54 minut. Tylna krawędź jest prostopadła do kadłuba. Kąt wzniosu -7 stopni 30 minut, kąt nastawienia 0 stopni. Wydłużenie skrzydeł wynosi 5,4. Na każdym skrzydle znajdują się 5-sekcyjne klapy przednie, wychylane o 12 stopni w czasie lądowania oraz o 6 stopni w czasie manewrowania w locie. Klapy tylne są dwuszczelinowe, dwusekcyjne. Klapy mogą zajmować trzy położenia: manewrowe (wszystkie sekcje 10 stopni), do startu i lądowania (sekcje przy-kadłubowe wychylane są o 40 stopni, sekcje zewnętrzne 35 stopni) oraz zerowe. Lotki są wychylane +-20 stopni. Na końcu każdego skrzydła zamocowana jest owiewka mieszczącą reflektor do lądowania, antenę stacji ostrzegawczej oraz krokodylowe hamulec aerodynamiczny. Sterowanie mechanizacją skrzydeł wykonano z rur o średnicy 40 mm, mało wrażliwych na przestrzelenie.

Kadłub samolotu jest całkowicie metalo­wy z dwoma silnikami po bo­kach kadłuba. Konstrukcja półskorupowy, o przekroju okrągłym, spłaszczo­nym po bokach. Technologicznie dzieli się na część przednią, środ­kową i tylną oraz wloty powietrza i przedziały silników. W części przedniej znajduje się przedział zawierający wyposażenie radioelektroniczne. Głównymi elementami są; dalmierz laserowy podświetlający cele, kamera rejestrująca i blok aparatury nawigacyjno-celowniczej. Przedział kabinowy wykonany jest w postaci wanny spawanej z płyt tytanowych o grubości 10 – 25 mm. Stanowi ona integralną część struktury siłowej płatowca. W kabinie pilot w fotelu katapultowym K-36 L ( liogkij ) kla­sy 0-0. Dla zrzucenia osłony kabiny wymagana jest prędkość postępowa co najmniej 75 km/h, jeśli prędkość jest niższa odpalenie fotela nastąpi bez odrzucenia osłony. Fotel posiada dodatkową osłonę pancerną głowy pilota. Osłona kabiny otwierana jest na prawą burtę. Kuloodporna jest także przednia szyba wiatrochronu. Lokalizacja kabiny i jej oszklenie zapewnia doskonałą widoczność. W lewej burcie rozkładana drabin­ka służąca do wchodzenia do kabi­ny. Na osłonie kabiny założony jest peryskop, zaś wewnątrz, na ramie przedniej dwa lusterka do obserwacji tylnej półsfery. Przedział podkabinowy zawiera zamocowane do podłogi kabiny stanowisko strzeleckie WPU-174, skrzynkę z amunicją, pojemnik na ogniwa taśmy nabo­jowej oraz mocowanie przedniej goleni podwozia. W przedziale zakabinowym mieści się podstawo­wa część wyposażenia elektroni­cznego oraz wnęka podwozia przedniego. Środkowa część kadłuba składa się z centropłatu skrzydła, przed­niego oraz tylnego ( rozchodowe­go ) zbiorników paliwa, wnęk pod­wozia głównego oraz kanałów do­prowadzających powietrze do sil­ników. Wykona­ny jest z siłowych paneli duraluminiowych, ścianki przedniej i tylnej oraz czterech żeber siłowych. Gór­na powierzchnia centropłata jest wykonana z profili skrzydłowych. W środkowej części kadłuba umieszczono główne zbiorniki paliwa z instalacją do uzupełniania gazem obojętnym. Zbiorniki są rozdzielone płytami pancernymi. Tylna część kadłuba ma kon­strukcję półskorupową z trzema siłowymi wręgami, przejmującymi obciążenia od usterzenia oraz cię­żar silników. Przedział końcowy stanowi pojemnik na spadochrony hamujące. W górnej części, po bo­kach statecznika pionowego zało­żono cztery kasety z pułapkami termicznymi i radiolokacyjnymi. Ponadto w części ogonowej znaj­duje się instalacja przeciwpożaro­wa, awaryjne prądnice instalacji elektrycznej, węzły zaczepienia usterzenia poziomego oraz dźwig­nia hydrauliczna regulacji statecz­nika poziomego. Długość kadłuba wynosi 14,59 m.

Usterzenie poziome ma powie­rzchnię 6,473 m2, rozpiętość 4,652 m i kąt wzniosu +5 stopni. Skos przed­niej krawędzi usterzenie poziome­go wynosi 23 stopni, wychylenie ste­rów +23 stopnie / -14 stopni, wychylenie klapki wyważającej +15 stopni. Część siłowa usterzenia poziomego jest keso­nem utworzonym z paneli siło­wych górnej i dolnej, ścianek siło­wych przedniej i tylnej oraz ośmiu żeber siłowych. Statecznik jest przestawialny w trzy położenia: -1 stopni 40 minut ( w locie ), -3 stopnie 17 minut ( do manewrowania ) oraz -7 stopni 56 minut ( do startu i lądowania ).

Usterzenie pionowe ma również konstrukcję kesonową. Jego powierzchnia wynosi 4,65 m2, zaś wysokość ponad poziomą monta­żową kadłuba 2,58 m. Kąt skosu usterzenia wynosi 35 stopni 47 minut ( wzdłuż przedniej krawędzi ), zaś wychylenie steru po 25 stopni na obie strony. Ster jest dwusekcyjny, dolna sek­cja jest sterem kierunku, zaś górna jest automatycznym tłumikiem odchylenia kierunkowego.

Podwozie jest trójpodporowe, wciągane i wypuszczane hydrauli­cznie w kadłub. Wszystkie koła pojedyncze. Koła główne o średnicy 840 mm i szerokości 360 mm chowane są poziomo pod kanałami powietrza do silników. Goleń główna ma dwie osie obro­tu przy wciąganiu i składa się do przodu. Koła główne są hamowa­ne, niskociśnieniowe, z amortyza­torami olejowo-powietrznymi. Koło przednie o średnicy 660 mm i szerokości 200 mm, zaopatrzone w błotnik, sterowane. Składane   do tyłu. Wnęki podwozia głównego i przedniego przy wypuszczonych goleniach są zakryte, aby zabez­pieczyć je przed dostawaniem się zanieczyszczeń.  Na wszystkich goleniach umieszczono reflektory do lądowania i kołowania. W ostatnich wersjach reflektor umieszczono tylko na przedniej goleni. Baza   podwozia wynosi 3,574 m. zaś rozstaw kół głównych 2,506 m.

Zespół napędowy Su-25.

Napęd samolotu stanowią dwa silniki R-95 Sz bez dopalacza, będące wersją silnika R-13-300 konstrukcji zespołu Sojuz. Silniki produkowane są w zakładzie w Ufie.

R-95 Sz jest turboodrzutowym sil­nikiem dwuwałowym, jednoprzepływowym. Ciąg maksymalny wy­nosi 2 x 40,2 kN ( 2 x 4 100 kG ). Silniki mogą być zasilane paliwem lotniczym – naftą jak i paliwem samochodowym – benzyną ( około 90 oktan ). Silniki są wyjątkowo odporne na zassanie ciał obcych. Ich obsługa jest maksymalnie uproszczona.

Samoloty Su-25 BM oraz Su-25 UB późnych serii produk­cyjnych napędzane są przez silniki R-195. Jest to zmodernizowany silnik R-95 Sz, który dzięki nadzwyczajnemu zakresowi pracy sprężarki osiąga ciąg maksymalny 2 x 44.1 kN ( 2 x 4 500 kG ).

Dane T-T Su-25. 1987 rok:

Rozpiętość 14,36 m. Długość 15,53 m. Wysokość 4,80 m. Powierzchnia nośna 37,60 m2. Masa własna 9 500 kg. Masa całkowita 14 530 kg. Masa maksymalna 17 600 kg. Masa paliwa 3 000 kg. Prędkość maksymalna 975 km/h. Prędkość wznoszenia 80 m/s. Prędkość lądowania 225-230 km/h. Zasięg 1 800 km. Rozbieg 600-900 m. Dobieg 600 m.

Zestawienie

Polsce oferowano nabycie samolotów Suchoj Su-25, ale do transakcji nie doszło, bo samolot byłby konkurentem Polskiego PZL I-22 Iryda.

Opracował Karol Placha Hetman